Лопатка ротора газотурбинного двигателя

Лопатка ротора газотурбинного двигателя, содержащая аэродинамический профиль, определенный плоскими участками аэродинамического профиля, уложенными в радиальном направлении, причем каждый участок аэродинамического профиля располагается радиально на высоте H, где высота H выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля и идентифицируется своим углом λ стреловидности и своим углом наклона лопатки в тангенциальном направлении ν, где угол λ стреловидности изменяется в зависимости от высоты H таким образом, что угол λ стреловидности достигает максимального значения на высоте HλM, причем значение HλM лежит в диапазоне 5-40%, и угол λ стреловидности увеличивается от 0% до HλM, и где угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν представляет собой убывающую функцию высоты H для высот H, лежащих в диапазоне от 0% до значения Hν1, причем значение Hν1 лежит в диапазоне 10-40%. Достигается повышение эффективности и уменьшение динамических напряжений. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее описание относится к лопатке ротора газотурбинного двигателя, а более конкретно - к лопатке для авиационного компрессора газотурбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель самолета.

Предшествующий уровень техники

Турбореактивные двигатели самолета традиционно содержат от входа к выходу в направлении потока газа: вентилятор; один или несколько каскадов компрессора, например, компрессор низкого давления и компрессор высокого давления; камеру сгорания; один или несколько каскадов турбины, например, турбину высокого давления и турбину низкого давления; и газоотводящее сопло. Один или каждый компрессор содержит один или несколько каскадов лопаток ротора, движущихся мимо одного или нескольких каскадов лопаток статора (известных как направляющие лопатки). Лопатки ротора, размещаются через одинаковые промежутки по периметру диска, который приводится в движение ротором газотурбинного двигателя. Лопатки ротора крепятся к ротору через свои хвостовики, и каждая из них содержит аэродинамический профиль, продолжающийся радиально от своего хвостовика до свободного конца (или конца) лопатки.

В данном описании термин "осевое направление" обозначает направление, соответствующее оси вращения ротора газотурбинного двигателя. Термин "ось газотурбинного двигателя" обозначает эту ось вращения. Радиальное направление - это направление, перпендикулярное к оси газотурбинного двигателя и пересекающее упомянутую ось. Это направление соответствует радиусам ротора. Наконец, термин "тангенциальное направление" используется для обозначения направления, перпендикулярного к оси газотурбинного двигателя и радиальному направлению и не пересекающего ось газотурбинного двигателя.

Аэродинамический профиль лопатки можно определить в виде ряда плоских профилей или участков аэродинамического профиля, которые располагаются друг над другом вдоль линии, известной как линия укладки, которая начинается от проксимального конца аэродинамического профиля (присоединенного к хвостовику лопатки), проходит к дистальному концу аэродинамического профиля (соответствующего концу лопатки) и связывает центры тяжести участков аэродинамического профиля. Форму лопатки можно определить с помощью изменений аэродинамических профилей между нижним (или проксимальным) участком и верхним (или периферическим) участком аэродинамического профиля, торсионного напряжения, прикладываемого к каждому участку аэродинамического профиля в зависимости от его положения вдоль высоты аэродинамического профиля, и формы, придаваемой линии укладки.

Когда аэродинамический профиль лопатки определяется таким образом, каждый участок аэродинамического профиля располагается радиально на некоторой высоте. Ось высоты сориентирована таким образом, что она проходит на расстоянии от центра, и высота увеличивается в направлении от нижнего или проксимального участка до верхнего или периферического участка аэродинамического профиля. Таким образом, плоскость каждого участка аэродинамического профиля находится на некоторой радиальной высоте. Кроме того, положение каждого участка аэродинамического профиля может располагаться под своим углом стреловидности и под своим двугранным углом. С помощью этих углов измеряют различия в направлении между потоком и участком аэродинамического профиля в проекции, соответственно, на радиальную и осевую плоскость и на плоскость, которая является осевой и тангенциальной к направлению вращения двигателя. Используя систему обозначений, показанную на фиг.1 и 2, эти углы можно выразить с помощью следующих уравнений, где λ обозначает угол стреловидности, ν обозначает угол наклона лопатки в тангенциальном направлении, tanβ = Vu/Va и tanϕ = Vr/Va, Vr, Vu и Va являются составляющими в радиальном, тангенциальном и осевом направлениях потока:

Если поток является только осевым, что более или менее справедливо выше по ходу лопатки, угол стреловидности выражает угол наклона лопатки в осевом направлении, и угол ν выражает угол наклона лопатки в тангенциальном направлении. Знак минус для угла стреловидности выражает угол наклона выше по потоку, и знак плюс - угол наклона ниже по потоку; знак минус для угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν выражает угол наклона по направлению к стороне нагнетания, и знак плюс выражает угол наклона по направлению к стороне всасывания. Углы наклона определяются исходя из радиальных направлений наружу.

Конструкция лопатки газотурбинного двигателя и, более конкретно, лопатки компрессора должна удовлетворять различным многофункциональным критериям. Аэродинамический профиль лопатки необходимо оптимизировать с точки зрения эффективности при наличии хорошей механической прочности, в частности, при высоких скоростях вращения, на которых механические напряжения, которым подвергаются лопатки, являются наиболее серьезными. Кроме того, конструкция лопатки компрессора должна удовлетворять критериям запаса по помпажу.

Сущность изобретения

В настоящем описании представлена лопатка ротора газотурбинного двигателя, а более конкретно - лопатка компрессора газотурбинного двигателя, причем лопатка содержит аэродинамический профиль, определенный плоскими участками аэродинамического профиля, уложенными в радиальном направлении, при этом каждый участок аэродинамического профиля располагается радиально на высоте H, где высота H выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля и расположена под своим углом λ стреловидности и под своим углом наклона лопатки в тангенциальном направлении ν. Угол λ стреловидности изменяется в зависимости от высоты H таким образом, чтобы угол λ стреловидности достигал максимального значения на высоте HλM, причем значение HλM лежит в диапазоне 5-40%, и чтобы угол λ стреловидности увеличивался от 0% до HλM. Угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν изменяется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν является убывающей функцией высоты H для высот H, лежащих в диапазоне от 0% до значения Hν1, причем значение Hν1 лежит в диапазоне 10-40%.

Вышеупомянутые соотношения для изменения угла λ стреловидности и угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν определяют конкретную форму для линии укладки аэродинамического профиля на нижнем (или проксимальном) участке аэродинамического профиля. Такая конкретная форма позволяет улучшить аэромеханические характеристики аэродинамического профиля, то есть повысить эффективность аэродинамического профиля на рабочей линии при значительном уменьшении динамических напряжений на нижнем участке аэродинамического профиля. Кроме того, запас по помпажу снижается незначительно или вовсе не снижается за счет этой формы аэродинамического профиля.

В данном описании, если не указано иное, прилагательные "верхний", "нижний", "положительный", "отрицательный", "возрастающий", "убывающий", "выпуклый" и "вогнутый" используются в узком смысле, поэтому возрастающая (или убывающая) функция не является постоянной, и выпуклая (или вогнутая) функция не является линейной.

В некоторых вариантах осуществления каждый участок аэродинамического профиля имеет хорду C, определенную в плоскости участка аэродинамического профиля. Изменение хорды C в зависимости от высоты H является таким, что хорда C является непрерывной и возрастающей функцией высоты H; хорда C является выпуклой функцией высоты H для высот H, лежащих между значениями HC1 и HC2, при этом значение HC1 лежит в диапазоне 0-30%, и значение HC2 лежит в диапазоне 40-70%; и прямая линия, соединяющая точку со значением HC1 абсциссы и значением C(HC1) ординаты с точкой со значением абсциссы HC2 и значением C(HC2) ординаты, имеет наклон, лежащий в диапазоне 0,85-3,70.

В некоторых вариантах осуществления прямая линия, соединяющая точку со значением HC1 абсциссы и значением C(HC1) ординаты с точкой со значением абсциссы HC21 и значением C(HC21) ординаты, имеет наклон, лежащий в диапазоне 1,20-11,40, причем значение HC21 абсциссы равно значению HC1 абсциссы плюс 20%.

На заданной высоте хорда аэродинамического профиля представляет собой отрезок прямой линии, связывающий переднюю кромку и заднюю кромку аэродинамического профиля. В данном описании высота аэродинамического профиля выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля, и значение хорды выражается в процентах от средней хорды по всей полной высоте аэродинамического профиля. Таким образом, наклоны вышеупомянутых линий являются безразмерными и выражаются в относительных единицах. Конкретные соотношения для изменения хорды на нижнем участке аэродинамического профиля, как определено выше, служат для дальнейшего повышения эффективности и дальнейшего уменьшения динамических напряжений на нижнем участке аэродинамического профиля.

В некоторых вариантах осуществления изменение угла λ стреловидности в зависимости от H является таким, что угол λ стреловидности является положительным для высот H, лежащих в диапазоне значений Hλ1-Hλ2, причем значения Hλ1 и Hλ2 лежат в диапазоне 0-50%, и угол λ стреловидности является отрицательным в диапазоне 0%-Hν1 и/или в диапазоне Hλ2-100%.

В некоторых вариантах осуществления значение угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν увеличивается для высот в диапазоне Hν1-Hν1+20%.

В некоторых вариантах осуществления угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν достигает минимального значения, которое является отрицательным для высоты Hνm, при этом значение Hνm лежит в диапазоне 10-40%.

Эти конкретные соотношения для изменения угла стреловидности и угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν на более низком участке аэродинамического профиля служат для дополнительного повышения эффективности и дополнительного уменьшения динамических напряжений на нижнем участке аэродинамического профиля.

Настоящее описание также относится к компрессору газотурбинного двигателя, включающему в себя множество лопаток, как описано выше.

Настоящее описание также относится к газотурбинному двигателю, включающему в себя множество лопаток, как описано выше.

Вышеупомянутые характеристики и преимущества и прочее станут более ясными после прочтения последующего подробного описания вариантов осуществления предложенной лопатки. Это подробное описание относится к сопроводительным чертежам.

Краткое описание чертежей

Сопроводительные чертежи являются схематичными и не обязательно выполнены в масштабе, и служат, прежде всего, для иллюстрации принципов изобретения.

Фиг.1 изображает частичный схематичный вид в поперечном разрезе компрессора газотурбинного двигателя.

Фиг.2 - частичный схематичный вид в продольном разрезе компрессора газотурбинного двигателя.

Фиг.3 - пример отдельного участка лопатки.

Фиг.4 - примеры соотношений для изменения угла λ стреловидности в зависимости от высоты H.

Фиг.5 - примеры соотношений для изменения угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν в зависимости от высоты H.

Фиг.6 - первый элемент соотношения C для хорды в зависимости от высоты H.

Фиг.7 - второй пример соотношения C для хорды в зависимости от высоты H.

Подробное описание изобретения

Варианты осуществления предложенной лопатки газотурбинного двигателя подробно описаны ниже со ссылкой на сопроводительные чертежи. Эти варианты осуществления показывают характеристики и преимущества изобретения. Тем не менее, следует напомнить, что изобретение не ограничивается этими вариантами осуществления.

Фигуры 1 и 2 хорошо известны специалистам в данной области техники, и они служат для определения углов η, μ и ϕ аэродинамического профиля относительно текучей среды, протекающей в направлении a. Углы η, μ и ϕ используются для вычисления угла λ стреловидности и двугранного угла ν с использованием формул, приведенных выше.

На фиг.3 показан пример участка 1 аэродинамического профиля лопатки. Участок аэродинамического профиля лопатки представляет собой плоский участок, расположенный в плоскости P, которая перпендикулярна к радиальной оси лопатки. Таким образом, плоскость P участка 1 аэродинамического профиля располагается на некоторой радиальной высоте H, измеренной в радиальном направлении r. Таким образом, плоскость P можно снабдить ортогональной декартовой системой координат (O, a, u), где ось a абсцисс - ось, параллельная осевому направлению и сориентированная в нормальном направлении потока газа, и ось u ординаты - тангенциальная ось, сориентированная со стороны нагнетания по направлению к стороне всасывания аэродинамического профиля. Начало выбранной системы координат выбрано таким образом, что все начальные точки участков аэродинамического профиля лежат на одинаковой ортогональной проекции в плоскости уравнения H=0, то есть в плоскости, перпендикулярной к радиальному направлению r аэродинамического профиля и высоты H, установленной на 0%. Следует отметить, что высота H выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля, и что, так как ось высоты продолжается от нижнего или проксимального участка аэродинамического профиля до верхнего или периферического участка аэродинамического профиля, высота H=0 соответствует проксимальному концу аэродинамического профиля.

В декартовой системе координат (O, a, u) центр тяжести G участка аэродинамического профиля имеет значение абсциссы (или осевое положение) Xg и значение ординаты (или тангенциальное положение) Yg. В данном описании соотношения для укладки участков аэродинамического профиля приведены в зависимости от угла λ стреловидности и в зависимости от угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν на передней кромке аэродинамического профиля.

Хорда представляет собой отрезок прямой линии в плоскости участка аэродинамического профиля, соединяющий переднюю кромку BA с задней кромкой аэродинамического профиля. Таким образом, термин "хорда" C обозначает взаимозаменяемо этот отрезок и длину этого отрезка.

На фиг.4-7 показаны примеры соотношений для укладки участков аэродинамического профиля. На фиг.4 показаны примеры соотношений для изменения угла λ стреловидности в зависимости от высоты H. На фиг.5 показаны примеры соотношений для изменения угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν в зависимости от высоты H. На фиг.6 и 7 показаны примеры соотношений для изменения C для хорды в зависимости от высоты H.

На фиг.4 показаны три примера 41, 42 и 43 соотношений для изменения угла λ стреловидности в зависимости от высоты H для высот, лежащих в диапазоне 0-100% от высоты аэродинамического профиля. На высоте HλM, лежащей в диапазоне 5-40%, угол λ стреловидности достигает максимального значения λ (HλM). Максимальное значение λ (HλM) предпочтительно является положительным. Таким образом, угол стреловидности может быть положительным во всем диапазоне между границами Hλ1 и Hλ2 и включает в себя значение HλM. Значения Hλ1 и Hλ2 могут лежать в диапазоне 0-50%. Значения Hλ1 и Hλ2 предпочтительно образуют диапазон амплитуд, который больше или равен 10% от высоты аэродинамического профиля. На фиг.4 значения HλM, λ (HλM), Hλ1 и Hλ2 отмечены со ссылкой на кривую, представляющую соотношение 41 для изменения угла λ стреловидности.

Преимущественно, угол стреловидности увеличивается для высот, лежащих в диапазоне 0%-HλM. Как показано на фиг.4, угол стреловидности на проксимальном конце аэродинамического профиля (то есть на высоте 0%) может быть положительным или отрицательным. Например, если он является положительным, то значение Hλ1 может быть равно 0%, и угол λ стреловидности может быть равен по существу 5° на проксимальном конце аэродинамического профиля. Если он является отрицательным, то угол λ стреловидности может быть отрицательным для высот, лежащих в диапазоне 0%, и высоты Hλ1. Посредством примера, угол λ стреловидности на проксимальном конце аэродинамического профиля может быть равен по существу -10°. Независимо от этого, угол λ стреловидности может быть отрицательным для высот, лежащих в диапазоне Hλ2-100%. Угол λ стреловидности может уменьшаться по меньшей мере для высот, лежащих в диапазоне 90-100%, или между Hλ2 и 100% или в действительности между HλM и 100%.

В примерном соотношении 41 изменения, показанном на фиг.4, поскольку угол λ стреловидности является непрерывным, отрицательным на концах аэродинамического профиля и достигает максимального значения, которое является положительным, кривая представляющая угол λ стреловидности, пересекает ось λ=0° в двух точках. На фиг.4 эти точки имеют соответствующие значения абсциссы Hλ1 и Hλ2.

Изменение угла λ стреловидности можно разделить на три стадии, которые показаны на фиг.4 со ссылкой на соотношение 41 изменения, но которые можно обобщить на другие соотношения изменения угла λ стреловидности. Во время первой стадии P1, от 0% до HλM, угол λ стреловидности увеличивается, вероятно, от отрицательного значения до своего максимального значения, которое является положительным. На второй стадии P2, от HλM до приблизительно Hλ2+10%, угол λ стреловидности уменьшается и становится снова отрицательным до тех пор, пока он не достигнет значения, по существу равного своему значению на проксимальном конце аэродинамического профиля (при H=0%). На третьей стадии P3, от Hλ2+10% до 100%, угол λ стреловидности также уменьшается, но менее круто, чем на второй стадии. Угол стреловидности достигает своего минимального значения на дистальном конце аэродинамического профиля, то есть для H=100%.

Каждое из соотношений 41, 42 и 43 изменения подробно описано ниже со ссылкой на примеры, показанные на фиг.4. В соотношении 41 изменения угол λ стреловидности является отрицательным на проксимальном конце аэродинамического профиля и может быть равен по существу -10°. После этого он увеличивается до высоты HλM, которая может составлять по существу 20%, где он достигает своего максимального значения, равного по существу 12°. После этого он уменьшается, проходя через 0° на высоте Hλ2, которая может быть равна по существу 39%. От приблизительно 50% угол λ стреловидности в соотношении 41 изменения уменьшается более медленно и затем еще раз резко уменьшается от высоты, которая может быть равна по существу 78%.

В соотношении 42 изменения угол λ стреловидности является слегка отрицательным на проксимальном конце аэродинамического профиля, где он может быть равен по существу -2°. После этого он увеличивается до высоты HλM, которая может быть равна по существу 28%, где он достигает своего максимального значения, равного по существу 16°. После этого он уменьшается, пересекая 0° на высоте Hλ2, которая может быть равна по существу 48%. В этой точке имеется маленькое изменение наклона, но угол λ стреловидности продолжает резко уменьшаться. Тем не менее, начиная приблизительно с 90%, угол λ стреловидности в соотношении 42 изменения уменьшается более медленно.

В соотношении 43 изменения угол λ стреловидности является положительным на проксимальном конце аэродинамического профиля, где он может быть равен по существу 3°. После этого он увеличивается до высоты HλM, которая может быть равна по существу 18%, где он достигает своего максимального значения, равного по существу 17°. После этого он уменьшается, пересекая 0° на высоте Hλ2, которая может быть равна по существу 35%. Приблизительно от 50% угол λ стреловидности в соотношении 43 изменения уменьшается более медленно, и эта низкая скорость уменьшения сохраняется до тех пор, пока он не достигает своего минимального значения на дистальном конце аэродинамического профиля.

На фиг.5 показаны четыре примера 51, 52, 53 и 54 соотношений изменения угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν в зависимости от высоты H для высот, лежащих в диапазоне 0-100% от высоты аэродинамического профиля. Угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν уменьшается от 0% до высоты Hν1, лежащей в диапазоне 10-40%. На высоте Hνm, лежащей от Hν1 до 40%, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении достигает минимального значения ν(Hνm). Минимальное значение ν(Hνm) является предпочтительно отрицательным. Как показано на фиг.5, значения Hν1 и Hνm могут, вероятно, совпадать. Угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν может также быть отрицательным на проксимальном конце аэродинамического профиля, то есть на высоте H=0%. Кроме того, в примерах, показанных на фиг.5, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν увеличивается с Hνm до Hνm+20%. Начиная с Hνm+20% и до 100%, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν может следовать традиционному соотношению, известному специалистам в данной области техники. На фиг.5 изображено множество различных дополнительных соотношений для высот, лежащих в диапазоне 60-100%.

Соотношения 51, 52 и 53 изменения, показанные на фиг.5, учитывают, в общем, тот факт, что угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν уменьшается от 0% до значения Hνm, где значение Hνm лежит в диапазоне 10-25% в зависимости от рассматриваемого соотношения. На проксимальном конце аэродинамического профиля (H=0%) угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν может лежать в диапазоне -20° - -5° в зависимости от рассматриваемого соотношения. Минимальное значение ν(Hνm), достигнутое на высоте Hνm, может лежать в диапазоне -25° - -10° в зависимости от рассматриваемого соотношения. Соотношения 51, 52 и 53 также учитывают, в общем, тот факт, что угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν увеличивается от значения Hνm до приблизительно 50%, и что он является отрицательным для высот, лежащих в диапазоне от 0% до приблизительно 50%.

Соотношения 51, 52 и 53 изменения значительно отличаются для высот аэродинамического профиля более чем на приблизительно 50%. В соотношении 51 изменения, изображенном в виде жирной сплошной линии, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является по существу постоянным приблизительно от 50% в диапазоне 10-20%, после чего он увеличивается еще раз, но более медленно, чем от Hνm до приблизительно 50%. Он является положительным на дистальном конце аэродинамического профиля. В соотношении 52 изменения, изображенном в виде тонкой пунктирной линии, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν увеличивается непрерывно приблизительно от 50% в диапазоне приблизительно 25-40%, оставаясь при этом отрицательным; после этого он уменьшается строго на последних 10-25% от высоты аэродинамического профиля (идущего по направлению к дистальному концу). В соотношении 53 изменения, изображенном в виде штрихпунктирной линии, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν увеличивается немного приблизительно от 50% в диапазоне 10-20% и затем немного уменьшается, оставаясь почти постоянным на последних 5-20% от высоты аэродинамического профиля (по направлению к дистальному концу).

На фиг.5 значения Hνm, ν(Hνm) и Hν1 отмечены со ссылкой на кривую, представляющую соотношение 51 для изменения угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν.

Как показано на фиг.5, в соотношении 51 изменения, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является отрицательным на хвостовике аэродинамического профиля, где он может быть равен по существу -15°. Он уменьшается до высоты Hνm, которая может быть равна по существу 14%. После этого он увеличивается до высоты по существу 50%. После этого он увеличивается, но более медленно в зависимости от высоты. Посредством примера, в соотношении 51 изменения угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является отрицательным по существу по всей высоте аэродинамического профиля. Угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν может быть положительным на последних нескольких процентах высоты аэродинамического профиля, на конце аэродинамического профиля, то есть в диапазоне 97-100%, например.

В соотношении 52 изменения угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является отрицательным на хвостовике аэродинамического профиля и может быть равен по существу -8°. Он уменьшается до высоты Hνm, которая может быть равна по существу 22%. После этого он увеличивается до высоты по существу 80%. Затем он уменьшается еще раз в зависимости от высоты. Например, в соотношении 52 изменения угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является отрицательным на всей полной высоте аэродинамического профиля. Тем не менее, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν в соотношении изменения, аналогичном соотношению 52 изменения, может быть положительным в своих самых высоких точках; например, он может быть положительным около 80%.

В соотношении 53 изменения угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является отрицательным на хвостовике аэродинамического профиля и может быть равен по существу -6°. Он уменьшается до высоты Hνm, которая может быть равна по существу 22%. После этого он увеличивается до высоты по существу 70%. Затем он немного уменьшается в зависимости от высоты. Он является практически постоянным в диапазоне 90-100%. Например, в соотношении 53 изменения угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является отрицательным на всей полной высоте аэродинамического профиля.

В соотношении 54 изменения, изображенном в виде тонкой сплошной линии на фиг.5, угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является положительным на хвостовике аэродинамического профиля, где он может быть равен по существу +2°. Он уменьшается до высоты Hνm, которая может быть равна по существу 32%. Затем он увеличивается в зависимости от высоты, сначала строго от Hνm до по существу 55% и затем более медленно по существу от 55% до 100%. Например, в соотношении 53 изменения угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν является положительным на хвостовике аэродинамического профиля до высоты приблизительно 8%. Он может быть отрицательным в диапазоне по существу 8% до по существу 50%. Он может быть положительным еще раз в диапазоне по существу 50-100%.

Специалистам в данной области техники будет понятно, что характерная форма изобретения относится, прежде всего, к проксимальному участку аэродинамического профиля. Выше описано множество изменений угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν на периферическом участке аэродинамического профиля. Некоторые характеристики некоторых кривых можно объединить с характеристиками других кривых для того, чтобы создать новые соотношения для изменения угла наклона лопатки в тангенциальном направлении.

Соотношения для изменения хорды описаны ниже со ссылкой на фиг.6 и 7. На каждой из фиг.6 и 7 пунктирной линией показан пример традиционного соотношения для хорды, тогда как пример предложенного нового соотношения изображен с использованием сплошной линии. Показанный пример традиционного соотношения для изменения C представляет собой увеличивающееся соотношение, которое является аффинным или немного вогнутым от проксимального конца аэродинамического профиля до приблизительно половины высоты аэродинамического профиля.

Высота H выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля. За пределами диапазонов, для которых изображены кривые фиг.6 и 7, новые соотношения изменения, предложенные для C, переходят, например, в традиционное соотношение изменения.

На фиг.6 показан первый пример соотношения для изменения C для хорды в зависимости от высоты H для высот, лежащих в диапазоне 0%, и значения HC2, причем значение HC2 лежит в диапазоне 40-70%. Например, на фиг.6 значение HX2 может быть равно по существу 50%. Функция C является непрерывной и возрастающей. Функция C является выпуклой функцией высоты H для высот H, лежащих в диапазоне значений HC1-HC2, причем значение HC1 лежит в диапазоне 0-30%. Посредством примера, HC1 составляет 0% на фиг.6. В этом примере предложенное соотношение C для хорды меньше, чем традиционное соотношение хорды для высот, лежащих в диапазоне от 0% до значения HC2. Прямая линия D5, соединяющая точку со значением 0% абсциссы (то есть HC1) и значением C(0) ординаты в точке со значением HC21 абсциссы и значением C(HC21) ординаты, имеет наклон, лежащий в диапазоне 1,20-11,40, при этом значение HC21 равно HC1 плюс 20%, то есть в этом примере значение HC21 равно 20%.

Выпуклая форма функции C предполагает, что на начальной стадии для высот, лежащих в диапазоне от 0% до значения HC21, хорда увеличивается меньше, чем в случае показанного традиционного соотношения изменения, тогда как во время второй стадии для высот, лежащих в диапазоне HC21-HC2, хорда увеличивается больше, чем в случае традиционного соотношения изменения (изображенного в виде пунктирной линии). Это позволяет предложенному соотношению вернуться к традиционному соотношению изменения, в которое оно переходит на высоте, близкой к значению HC2.

На фиг.7 показан второй пример соотношения для изменения хорды C в зависимости от высоты H, для высот, лежащих в диапазоне от 0% до значения HC2, где значение HC2 лежит в диапазоне 40-70%. Посредством примера, на фиг.7 значение HX2 может быть равно по существу 50%. Функция C является непрерывной и возрастающей. Функция C является выпуклой функцией высоты H для высот H, лежащих в диапазоне значений HC1-HC2, причем значение HC1 лежит в диапазоне 0-30%. Посредством примера, на фиг.7 значение HC1 может быть равно приблизительно 16%. Предложенное соотношение C для хорды немного больше, чем традиционное соотношение для высот, лежащих в диапазоне от 0% до приблизительно 7% и меньше, чем традиционное соотношение для высот, лежащих в диапазоне приблизительно от 7% до значения HC2. Прямая линия D5, соединяющая точку со значением HC1 абсциссы и значением C(HC1) ординаты с точкой со значением HC21 абсциссы и значением C(HC21) ординаты, где значение HC21 составляет 36% (то есть HC1 плюс 20%), представляет собой наклон, лежащий в диапазоне 1,20-11,40.

Предложенное соотношение по существу вытекает из традиционного аффинного соотношения (изображенного в виде пунктирной линии) для высот, лежащих в диапазоне приблизительно 0-7%. Функция является вогнутой в диапазоне 0%-HC1. Точка со значением HC1 абсциссы и значением C(HC1) ординаты является точкой перегиба кривой, представляющей предложенное соотношение.

Кроме того, так как функция C является выпуклой для значений H, лежащих в диапазоне HC1-HC2, линия D5, соединяющая точку со значением HC1 абсциссы и значением C(HC1) ординаты с точкой со значением HC21 абсциссы и значением C(HC21) ординаты, имеет наклон, который меньше, чем наклон линии, соединяющей точку со значением HC21 абсциссы и значением C(HC21) ординаты в точке со значением абсциссы HC2 и значением C(HC2) ординаты. На первой стадии для высот, лежащих в диапазоне значений HC1-HC21, хорда C увеличивается меньше, чем для показанного традиционного соотношения, тогда как на второй стадии для высот, лежащих в диапазоне HC21-HC2, хорда увеличивается больше, чем для традиционного соотношения. Это позволяет предложенному соотношению вернуться в направлении известного соотношения, которое объединяет на высоте H, близкой к значению HC2.

Из соображений краткости, некоторые известные аспекты проектирования и изготовления лопатки турбины двигателя не описаны в данном описании, и специалисты в данной области техники могут опираться на знания этих аспектов для изготовления лопатки согласно изобретению.

В частности, как объяснено выше, форма аэродинамического профиля определяется не только формой линии укладки участков аэродинамического профиля, но также и формами этих участков аэродинамического профиля вдоль аэродинамического профиля и торсионными напряжениями, прикладываемыми к этим участкам аэродинамического профиля в зависимости от высоты. Начиная от некоторой линии укладки, специалисты в данной области техники самостоятельно способны выбрать участки аэродинамического профиля с формой и торсионным напряжением, которые соответствуют предполагаемому применению.

Варианты осуществления или реализации, описанные в данном описании, приведены посредством неограничивающей иллюстрации, и в свете данного описания специалисты в данной области техники могут легко модифицировать эти варианты осуществления или реализации, или могут предусмотреть другие варианты осуществления или реализации, при этом оставаясь в пределах объема настоящего изобретения.

Кроме того, различные характеристики этих вариантов осуществления или реализаций можно использовать по отдельности или совместно друг с другом. Когда они объединены, характеристики можно объединить так, как описано выше или другими способами, при этом изобретение не ограничивается специфическими комбинациями, описанными в данном описании. В частности, если не указано иное, характеристику, которая описана со ссылкой на любой вариант осуществления или реализацию, можно применить в аналогичной манере к некоторому другому варианту осуществления или реализации.

1. Лопатка ротора газотурбинного двигателя, содержащая аэродинамический профиль, определенный плоскими участками аэродинамического профиля, уложенными в радиальном направлении, причем каждый участок аэродинамического профиля располагается радиально на высоте H, где высота H выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля и располагается под своим углом λ стреловидности на передней кромке и под своим углом наклона лопатки в тангенциальном направлении ν на передней кромке, где угол λ стреловидности изменяется в зависимости от высоты H таким образом, что:

- угол λ стреловидности достигает максимального значения на высоте HλM, причем значение HλM лежит в диапазоне 5-40%; и

- угол λ стреловидности увеличивается от 0% до HλM;

и где угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν представляет собой убывающую функцию высоты H для высот H, лежащих в диапазоне от 0% до значения Hν1, причем значение Hν1 лежит в диапазоне 10-40%, причем знак минус для угла ν выражает угол наклона по направлению к стороне нагнетания, и знак плюс выражает угол наклона по направлению к стороне всасывания, причем углы наклона определяются исходя из радиальных направлений наружу.

2. Лопатка ротора по п.1, в которой каждый участок аэродинамического профиля имеет хорду C, определенную в плоскости участка аэродинамического профиля, при этом изменение хорды C зависит от высоты H таким образом, что:

- хорда C является непрерывной и возрастающей функцией высоты H;

- хорда C является выпуклой функцией высоты H для высот H в диапазоне значений HC1-HC2, причем значение HC1 лежит в диапазоне 0-30%, и значение HC2 лежит в диапазоне 40-70%; и

- прямая линия D5, соединяющая точку со значением HC1 абсциссы и значением C(HC1) ординаты с точкой со значением абсциссы HC2 и значением C(HC2) ординаты, имеет наклон, соответствующий величине тангенса угла наклона прямой линии D5 к одной из осей абсцисс или ординат H или C, лежащей в диапазоне 0,85-3,70.

3. Лопатка ротора по п.2, в которой прямая линия D5, соединяющая точку со значением HC1 абсциссы и значением C(HC1) ординаты с точкой со значением абсциссы HC21 и значением C(HC21) ординаты, имеет наклон, соответствующий величине тангенса угла наклона прямой линии D5 к одной из осей абсцисс или ординат H или C, лежащей в диапазоне 1,20-11,40, причем значение HC21 абсциссы равно значению HC1 абсциссы плюс 20%.

4. Лопатка ротора по п.1, в которой угол λ стреловидности изменяется в зависимости от H таким образом, что угол λ стреловидности является положительным для высот H, лежащих в диапазоне значений Hλ1-Hλ2, причем значения H1λ и Hλ2 лежат в диапазоне 0-50%, и угол λ стреловидности является отрицательным в диапазоне 0%-Hν1 и/или в диапазоне Hλ2-100%.

5. Лопатка ротора по п.1, в которой значение угла наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν увеличивается для высот в диапазоне от Hν1 до Hν1+20%.

6. Лопатка ротора по п.1, в которой угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν достигает минимального значения, которое является отрицательным для высоты Hνm, причем значение Hνm лежит в диапазоне 10-40%.

7. Компрессор газотурбинного двигателя, имеющий множество лопаток по любому из пп.1-6.

8. Газотурбинный двигатель, имеющий множество лопаток по любому из пп.1-6.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способу работы и конструкции насоса, в особенности мультифазного насоса, для передачи текучей среды от стороны низкого давления к стороне высокого давления, в котором предусмотрена обратная линия (8) для возвращения текучей среды со стороны высокого к стороне низкого давления.

Изобретение относится к свободновихревым насосам для перекачивания среды, содержащей твердые вещества. Свободновихревой насос содержит рабочее колесо (2).

Группа изобретений относится к области насосостроения. Держатель (1) подшипника насоса с мокрым ротором содержит радиальную внутреннюю секцию (3) с поверхностью (9) внутренней секции для контакта при прессовой посадке с цилиндрической радиальной внешней поверхностью (29) подшипника (13) насоса, радиальную внешнюю секцию (7) с кольцевой или конической поверхностью (17) внешней секции с углом (θ1) конусности, равным или превышающим 45°, и промежуточную секцию (5), проходящую от внутренней секции (3) до внешней секции (7).

Приводной механизм для привода первого и второго регулировочных элементов служащих для регулировки ориентации лопаток первой и второй спрямляющих ступеней турбомашины, соответственно, включает в себя средства для одновременного привода обоих регулировочных элементов в движение.

Кольцо управления ступени лопаток с изменяющимся углом установки для газотурбинного двигателя содержит кольцевой корпус, располагаемый вокруг картера, средства, выполненные с возможностью соединения с поворотными шкворнями лопаток, и средства, выполненные с возможностью взаимодействия с картером для центровки и направления корпуса и содержащие орган опоры на картер, закрепленный на корпусе при помощи крепежных средств.

В способе изготовления газовой турбины для изготовления модифицированной газовой турбины 200, имеющей отличающийся цикл, на основе базовой газовой турбины 100, содержащей базовый компрессор 1, компрессор 201 модифицированной газовой турбины 200 проектируется с тем, чтобы добавить по меньшей мере одну дополнительную ступень 53i на стороне выше по потоку, чем последняя ступень 53h базового компрессора 1, и на стороне ниже по потоку щели 72 отбора воздуха из камеры 74 отбора воздуха указанного базового компрессора 1, причем указанный компрессор 201 изготавливается на основе данного проекта, и изготавливается указанная модифицированная газовая турбина 200.

Изобретение относится к общей области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к области присоединяемых полок лопаток вентилятора авиационного газотурбинного двигателя.

Изобретение касается многоступенчатого центробежного насоса. Насос имеет опорную часть (2) и головную часть (9), между которыми встроены насосные ступени.

Изобретение относится к насосам для транспортировки текучей среды с изменяющейся вязкостью, такой как сырая нефть или природный газ. Насос имеет корпус (2) с входом (3) и выходом (4), по меньшей мере одно лопастное колесо (7) и балансировочный барабан (6) для снятия осевого давления.

Группа изобретений относится к способу и устройству соединения валов наземной насосной установки, несущих осевую нагрузку. Горизонтальная насосная установка содержит присоединенную всасывающую камеру, содержащую короткий вал, подшипниковую камеру, содержащую вал, передающий вращающий момент короткому валу, и соединительную муфту, соединяющую вал подшипниковой камеры с коротким валом.

В способе изготовления газовой турбины для изготовления модифицированной газовой турбины 200, имеющей отличающийся цикл, на основе базовой газовой турбины 100, содержащей базовый компрессор 1, компрессор 201 модифицированной газовой турбины 200 проектируется с тем, чтобы добавить по меньшей мере одну дополнительную ступень 53i на стороне выше по потоку, чем последняя ступень 53h базового компрессора 1, и на стороне ниже по потоку щели 72 отбора воздуха из камеры 74 отбора воздуха указанного базового компрессора 1, причем указанный компрессор 201 изготавливается на основе данного проекта, и изготавливается указанная модифицированная газовая турбина 200.

В способе изготовления газовой турбины для изготовления модифицированной газовой турбины 200, имеющей отличающийся цикл, на основе базовой газовой турбины 100, содержащей базовый компрессор 1, компрессор 201 модифицированной газовой турбины 200 проектируется с тем, чтобы добавить по меньшей мере одну дополнительную ступень 53i на стороне выше по потоку, чем последняя ступень 53h базового компрессора 1, и на стороне ниже по потоку щели 72 отбора воздуха из камеры 74 отбора воздуха указанного базового компрессора 1, причем указанный компрессор 201 изготавливается на основе данного проекта, и изготавливается указанная модифицированная газовая турбина 200.

Изобретение относится к общей области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к области присоединяемых полок лопаток вентилятора авиационного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к общей области авиационных газотурбинных двигателей, в частности к области присоединяемых полок лопаток вентилятора авиационного газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к области турбостроения. Рабочее колесо газотурбинного двигателя содержит лопатки, неразъемно соединенные с опорным кольцом, передним и задним фланцами.

Настоящее изобретение относится к вентилятору, в частности, для турбомашины небольшого размера, такой как турбореактивный двигатель, при этом относительный диаметр ступицы указанного вентилятора равен отношению диаметра внутренней границы входящего воздушного потока (26) у радиально внутренних концов передних кромок лопаток (10) указанного вентилятора к диаметру окружности, на которой расположены внешние концы указанных лопаток вентилятора, и составляет от 0,2 до 0,265.

Изобретение относится к нагнетателю, в частности, машины, использующей энергию потока. Нагнетатель (2) включает, по меньшей мере, одно кольцо (8, 12) с лопатками, по меньшей мере, два кольцевых сегмента (20, 22; 30, 32), причем кольцо (8; 12) с лопатками имеет два равных по величине кольцевых сегмента (20, 22; 30, 32).

Изобретение относится к вентилятору, в частности, для небольшого турбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель, имеющему относительный диаметр ступицы, соответствующий отношению диаметра внутренней границы воздухозаборной секции 26 у радиально внутренних концов передних кромок лопаток 10 вентилятора к диаметру окружности, проходящей через наружные концы лопаток, составляющий от 0,25 до 0,27.

Объектом изобретения является деталь (1) газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере первую и вторую лопатки (3, 3I, 3E) и площадку (2), начиная от которой выполнены лопатки (3, 3I, 3E), при этом площадка (2) имеет неосесимметричную поверхность (S), ограниченную первой и второй концевыми плоскостями (PS, PR) и образованную по меньшей мере тремя кривыми построения (РС-А, РС-С, PC-F) класса С1, каждая из которых отображает значение радиуса указанной поверхности (S) в зависимости от положения между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е) по существу в плоскости, параллельной концевым плоскостям (PS, PR), в том числе первой кривой (РС-С), восходящей вблизи второй лопатки (3Е); второй кривой (PC-F), расположенной между первой кривой (РС-С) и задней кромкой (BF) первой и второй лопаток (3, 3I, 3E) и нисходящей вблизи второй лопатки (3Е); третьей кривой (РС-А), расположенной между первой кривой (РС-С) и передней кромкой (ВА) первой и второй лопаток (3, 3I, 3E) и имеющей минимум на уровне первой лопатки (3I).

Изобретение относится к детали или узлу газотурбинного двигателя, содержащей по меньшей мере первую и вторую лопатки и площадку, от которой отходят лопатки. Согласно изобретению площадка имеет неосесимметричную поверхность, ограниченную двумя плоскостями и образованную по меньшей мере двумя кривыми построения класса, каждая из которых отображает значение радиуса указанной поверхности в зависимости от положения между корытцем первой лопатки и спинкой второй лопатки по плоскости.

Лопатка осевой турбомашины содержит лопасть, выполненную радиально относительно потока турбомашины, полость в материале лопасти лопатки, усиливающую решетку в полости и закрытоячеистый пеноматериал, контактирующий с усиливающей решеткой и закрывающий полость для изолирования полости от окружающей среды вокруг лопатки.

Лопатка ротора газотурбинного двигателя, содержащая аэродинамический профиль, определенный плоскими участками аэродинамического профиля, уложенными в радиальном направлении, причем каждый участок аэродинамического профиля располагается радиально на высоте H, где высота H выражается в процентах от полной высоты аэродинамического профиля и идентифицируется своим углом λ стреловидности и своим углом наклона лопатки в тангенциальном направлении ν, где угол λ стреловидности изменяется в зависимости от высоты H таким образом, что угол λ стреловидности достигает максимального значения на высоте HλM, причем значение HλM лежит в диапазоне 5-40, и угол λ стреловидности увеличивается от 0 до HλM, и где угол наклона лопатки в тангенциальном направлении ν варьируется в зависимости от H таким образом, что указанный угол ν представляет собой убывающую функцию высоты H для высот H, лежащих в диапазоне от 0 до значения Hν1, причем значение Hν1 лежит в диапазоне 10-40. Достигается повышение эффективности и уменьшение динамических напряжений. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх